简介：高速飞行器飞行时会产生大量的气动阻力和气动热,周围气体分子的振动能和电子能被激发,并发生离解和电离等化学反应,真实气体效应不可忽略.逆向喷流技术作为一种主动热防护技术,已受到广泛关注,因此有必要对真实气体效应下的逆向喷流减阻降热特性进行深入研究.本文基于数值计算方法,对比了不同气体模型下逆向喷流系统的性能,发现热化学非平衡气体模型对钝体阻力与热流的预测更为准确,更适用于高速飞行器的气动热环境分析.采用二维可压缩Navier-Stokes方程和热化学非平衡气体模型模拟了钝体在不同飞行条件下喷流系统的流场分布,研究了真实气体效应下飞行/喷流参数对喷流流场结构、钝体气动阻力和气动热的影响.结果表明:飞行马赫数增大,钝体的总阻力和总热流显著增加,飞行马赫数从 8 增大到 12,钝体的总阻力系数提高了 29.30%,总热流增大了 8.53 倍.飞行攻角为 10°时,迎风面和背风面的壁面压力相差 2.57 倍,最大热流密度相差 16.17 倍.增大飞行高度会降低来流总压,使喷流穿透能力增强,飞行高度从 32 km增加到 36 km,钝体峰值压力降低了 36.34 kPa,峰值热流密度降低了1.32 MW/m2.增大喷流压比对降低钝体总阻力和总热流具有显著效果,当喷流压比为 0.014 时,系统减阻降热效果最佳,总阻力系数和总热流相较无喷流时分别降低 41.32%和 73.55%.喷流温度变化主要影响近壁面温度分布,温度升高虽对钝体总阻力系数影响甚微,但会提高钝体总热流,导致系统减阻降热效率降低.展开
